摘要：航天电子产品在发射段要经历严酷的力学环境考核;为实现电路板动力学响应结果的准确预测,对影响响应结果的各参数进行了分析。首先,对电路板建模的等效方法进行了分析探讨,明确了“全局均分”的建模方式;其次,根据电路板的动力学响应方程,结合大量试验数据,对影响“全局均分法”分析结果的2个因素进行了统计分析,确定了各因素的合理取值范围;最后,利用“全局均分”的建模方法对某视频箱进行了动力学分析,并与试验结果进行对比。结果表明,分析结果与试验数据的误差在18%以内,满足工程应用要求,能够快速实现电路板动力学响应结果的预测,对相关产品后续设计工作提供参考依据。

摘要：工作在真空罐内的平行光管的工作环境特点决定了其与空间光学遥感器相同的热设计原则，光管的结构形式对工作温度提出了严格要求。首先，确定光管结构表面的热控涂层和多层隔热材料的包覆方式；其次，光管热设计的关键是加热区设计，设计了两种加热方案，从可实施性和加热功耗大小对两种方案进行了比较；最后，对最终的热设计方案进行仿真分析。结果表明：平行光管光机结构的温度水平可控在19．3～20．8℃，主镜温度为19．5℃，满足设计要求，验证了热设计方案的可行性，可对其他同类型的地面光机结构的热设计提供借鉴。

摘要：空间主反射镜拼接化是未来宇宙观测的发展趋势之一,相比传统的整镜形式空间主镜,拼接主反射镜具有大口径、突破运载器整流罩尺寸限制、高分辨率、轻质和主动调节等特点。根据国内外相关文献和研究项目中主反射镜的拼接化结构形式不同,将可展开拼接式空间主反射镜分为了在轨展开式、在轨拼接式和在轨分布式等三大类,并分别阐述了三种空间拼接主镜的概念、特点与拼接结构形式。按照三种分类形式分别介绍了目前已知的空间拼接式主反射镜项目的研究背景和研究内容。归纳了主反射镜拼接化结构所涉及的关键技术,总结了空间主反射镜拼接化结构设计在拼接精度和面形精度两个方面的研究难点。

摘要：分析航空相机光学窗口的热光学特性,选定熔石英作为窗口玻璃的材料,将热流密度加权分配到窗口外表面各个区域,并考虑整个窗口玻璃的辐射来计算其在一个工作循环内的温度分布。高空高速飞行时,气动热使窗口外表面的温度急剧上升,由于熔石英的导热率很小,窗口产生很大的轴向温差,分别取轴向温差55℃,70℃和90℃时的工况计算窗口热变形;光学窗口内、外表面的变形规律为近似球面,计算了其近似曲率半径,计算由面形变化和折射率变化引起的光程差并转化为Zernike多项式;将Zernike多项式系数带入Code V中考核窗口玻璃的光学性能,得到波像差变化量,其像面离焦量为-0.114mm,调制传递函数的下降最大值小于0.01。结果表明,光学窗口满足光学性能的要求。

摘要：考虑在低地球轨道中热控材料的性能变化直接影响航天器的温度,本文从3个方面研究了多层隔热组件的在轨性能变化。首先,介绍了地面模拟空间环境对热控材料的破坏试验;然后,重点对比分析了哈勃望远镜、长期暴露装置和国际空间站上多层隔热组件样本的试验数据,得到了相关的材料性能结果;最后,详细描述了哈勃望远镜维修用多层隔热组件面膜的地面筛选试验。通过对比在轨飞行数据和地面试验数据发现,影响近地轨道卫星多层隔热组件面膜寿命的首要因素是原子氧和温度循环的共同作用,紫外照射和带电粒子的影响相对较弱。该结论为地面加速试验的规划与修正和长寿命航天器的热设计提供了参考依据。